[发明专利]一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法

权利要求书

1.一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，其特征在于步骤如下：

(1)对亚音速飞行器进行气动特性数值计算，得到亚音速飞行器体表面的压力分布；

(2)根据步骤(1)中计算得到的压力分布结果，在飞行器体上选择攻角α的测压点、侧滑角β的测压点、总压源以及静压源的位置；

(3)加工所述亚音速飞行器的缩比模型，对步骤(2)中选取的攻角α的测压点、侧滑角β的测压点、总压源以及静压源进行测压风洞试验，得到攻角α角度压力点、侧滑角β角度压力点、总压源和静压源的压力系数试验数据；

(4)将步骤(3)得到的试验数据进行飞行参数修正公式拟合；

(5)对步骤(4)得到的飞行参数修正公式的拟合结果进行相关性计算，根据各干扰项的偏相关系数进一步筛选干扰项，偏相关系数小于0.2的干扰项舍弃，得到各修正公式的复相关系数；

(6)对步骤(5)得到的所述各修正公式的复相关系数进行判断，如果复相关系数的精度大于99％，则保留该复相关系数对应的修正公式，之后进入步骤(7)，否则返回步骤(4)；

(7)如果保留的修正公式大于1个，则选取复相关系数的精度最高的修正公式，并装订到所述亚音速飞行器的计算机中，之后进入步骤(8)；如果保留的修正公式为1个，则直接装订到所述亚音速飞行器的计算机中，之后进入步骤(8)；

(8)进行飞行试验或风洞验证试验，得到静压源压力和总压源压力数据，解算出马赫数，并将该马赫数带入步骤(7)中确定的修正公式计算得到攻角α、侧滑角β、飞行高度以及静压源修正系数，视为一次计算值；

(9)根据步骤(8)中得到的攻角α、侧滑角β、飞行高度以及静压源修正系数的一次计算值再次解算出马赫数，并带入步骤(7)中确定的修正公式解算得到迭代后的攻角α、侧滑角β、飞行高度以及静压源修正系数的目标值即为二次迭代值；

(10)将步骤(9)中二次迭代后的目标值与一次计算值进行误差分析，如果误差满足条件A或者条件B，则回归算法固化为一次迭代；否则返回步骤(9)继续进行下一级迭代直至误差满足要求，届时完成的迭代次数即为回归算法的迭代级数，将该迭代级数装订到所述亚音速飞行器的计算机中，之后进入步骤(11)；

条件A：平均标准偏差马赫数小于0.01、攻角和侧滑角均小于0.1度、飞行高度小于10米；

条件B：误差变化量在5％以内；

(11)将所述步骤(2)中确定的攻角α的测压点、侧滑角β的测压点、总压源以及静压源的位置布置在真实亚音速飞行器上，重复执行步骤(8)-(9)，直到达到装订的迭代级数，所述亚音速飞行器的计算机实时解算出真实亚音速飞行器的气压高度参数，所述气压高度参数包括马赫数、攻角、侧滑角和飞行高度。

2.根据权利要求1所述的一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，其特征在于：所述在飞行器体上选择攻角α的测压点以及侧滑角β的测压点的选取原则为a、b、c三个条件至少满足两个：

(a)压力差随角度变化斜率在最大斜率90％以上；

(b)压力差随角度变化线性度在90％以上；

(c)压力差变化受马赫数影响小于20％。

3.根据权利要求1所述的一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，其特征在于：所述选取静压源位置的原则为a、b、c三个条件至少满足两个：

(a)静压源压力系数绝对值在0.1以内；

(b)静压源压力受弹头、弹翼及其他弹体附件影响小于10％；

(c)静压源压力随攻角、侧滑角及马赫数变化规律符合多项式规律60％以上。

4.根据权利要求3所述的一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，其特征在于：所述多项式是指未知数个数不大于5个，次数不大于3次的方程。

5.根据权利要求1所述的一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，其特征在于：所述步骤(4)中飞行参数修正公式选取原则为：选择所述飞行参数修正公式中干扰项的数量及形式：干扰项对待修正值影响大于30％的保留，次数不大于3次；单干扰项影响大于20％的组合形成组合干扰项，该组合干扰项中单干扰项个数不多于2个；所述干扰项包括单干扰项和组合干扰项，单干扰项包括马赫数、攻角和侧滑角；组合干扰项是指马赫数、攻角、侧滑角、马赫数多次方、攻角多次方和侧滑角多次方之间的组合。

6.根据权利要求5所述的一种亚音速飞行器体上气压高度参数确定方法，其特征在于：所述步骤(4)中飞行参数修正公式包括：

α=A(1)×Cpα+A(2)×Cpα2+A(3)×ΔCpα×M+A(4)×ΔCpα×M2]]>

α=A(1)×ΔCpα+A(2)×ΔCpα2+A(3)×ΔCpα×M]]>

α=A(1)×ΔCpα+A(2)×ΔCpα2+A(3)×ΔCpα×β]]>

α=A(1)×Cpα+A(2)×Cpα2+A(3)×ΔCpα×β+A(4)×ΔCpα×M]]>

β=A(1)×ΔCpβ+A(2)×ΔCpβ2+A(3)×ΔCpβ×M+A(4)×ΔCpβ×M2]]>

β=A(1)×ΔCpβ+A(2)×ΔCpβ2+A(3)×ΔCpβ×α]]>

β=A(1)×Cpβ+A(2)×Cpβ2+A(3)×ΔCpβ×α+A(4)×ΔCpβ×M]]>

Cp_∞＝A(1)+A(2)×β+A(3)×β²+A(4)×α+A(5)×α²

Cp_∞＝A(1)+A(2)×α+A(3)×β+A(4)×α×β+A(5)×α×M+A(6)×β×M

Cp_∞＝A(1)×α+A(2)×α²+A(3)×β+A(4)×β²+A(5)×α×β×M

Cp_∞＝(A(1)+A(2)×α)×(A(3)+A(4)×(M-A(5)))

其中，α为攻角；β为侧滑角；M为马赫数；A为系数；，A(1)是第一个干扰项的系数，A(2)是第二个干扰项的系数，A(3)是第三个干扰项的系数，A(4)是第四个干扰项的系数，A(5)是第五个干扰项的系数，ΔCp_α为攻角压力源压力系数；ΔCp_β为侧滑角压力源压力系数；Cp_∞为静压源压力系数。